RU2729872C1 - Method of opening multi-section structures - Google Patents

Method of opening multi-section structures Download PDF

Info

Publication number
RU2729872C1
RU2729872C1 RU2019127681A RU2019127681A RU2729872C1 RU 2729872 C1 RU2729872 C1 RU 2729872C1 RU 2019127681 A RU2019127681 A RU 2019127681A RU 2019127681 A RU2019127681 A RU 2019127681A RU 2729872 C1 RU2729872 C1 RU 2729872C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
sections
lever
turning
section
spring
Prior art date
Application number
RU2019127681A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Александрович Жевлоченко
Виктор Юрьевич Муругов
Александр Владимирович Анкудинов
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority to RU2019127681A priority Critical patent/RU2729872C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2729872C1 publication Critical patent/RU2729872C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: invention relates to space engineering, particularly, to realization of multi-sectional designs of spacecrafts. Disclosed method of multisection structures consists in removal of main links, turn of sections, removal of additional links after turning and fixing section in final position. Additional links are provided by a retainer made in the form of a spring-loaded lever in contact with the support elements of the sections and resting on the solar battery frame during turning. Support elements of sections contain axes. Lever is fixed movably on the axis of the support element of the middle section. Lever arms are terminated by oppositely directed hooks until lateral sections are engaged with axes of support elements. One end of the spring is connected to the support element of the middle section, and the other one - to the arm of the lever.EFFECT: enabling the design simplification.1 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится преимущественно к космической технике, в частности, для реализации раскрытия многосекционных конструкций космических аппаратов, например, батарей солнечных или штанг.The invention relates primarily to space technology, in particular, to implement the disclosure of multi-section structures of spacecraft, for example, solar batteries or rods.

Наиболее близким аналогом является способ, описанный в изобретении «Способ развертывания многосекционных конструкций и многосекционная конструкция для его реализации» (патент RU №2123875), заключающийся в снятии основных связей, обеспечивающих жесткое кинематическое крепление компактно сложенных секций с опорным основанием, развороте секций по программной траектории при помощи приводов и дополнительных связей, ограничивающих взаимовращение секций, и фиксации секций в заданном конечном положении.The closest analogue is the method described in the invention "A method of deploying multi-section structures and a multi-section structure for its implementation" (patent RU No. 2123875), which consists in removing the main ties that provide rigid kinematic fastening of compactly folded sections with a support base, turning the sections along a programmed trajectory with the help of drives and additional links, limiting the mutual rotation of the sections, and fixing the sections in a given end position.

Примером реализации раскрытия служит многосекционная солнечная батарея, содержащая опорное основание и секции, связанные шарнирами; основные держатели, обеспечивающие наложение и снятие жесткой фиксации компактно сложенных секций с опорным основанием, в которой шарниры снабжены дополнительными фиксаторами взаимоположения секций. Солнечная батарея состоит из рамы, прикрепленной к космическому аппарату, и трех секций, которые удерживаются жестко основными держателями с аппаратом и дополнительно между собой фиксаторами. Один фиксатор удерживает попарно первую и вторую секции, второй фиксатор удерживает попарно вторую и третью секции. Секции соединены между собой и с рамой при помощи шарниров с раскрывающими элементами, например пружинными приводами.An example of the implementation of the disclosure is a multi-section solar battery containing a support base and sections connected by hinges; main holders, providing the imposition and removal of rigid fixation of compactly folded sections with a support base, in which the hinges are equipped with additional fixing devices for the relative positions of the sections. The solar battery consists of a frame, attached to the spacecraft, and three sections, which are rigidly held by the main holders with the spacecraft and additionally by clamps between themselves. One latch holds in pairs the first and second sections, the second latch holds in pairs the second and third sections. The sections are connected to each other and to the frame by means of hinges with opening elements, for example, spring drives.

Основные держатели удерживают конструкцию солнечных батарей в сложенном положении на опорном основании, предохраняя ее от разрушения при эксплуатации. Фиксаторы удерживают секции в сложенном положении при развороте в шарнире по направлению, после снятия основных держателей.The main holders hold the solar cell structure in a folded position on the support base, protecting it from destruction during operation. The latches keep the sections in the folded position when turning in the hinge in the direction after removing the main holders.

Фиксатор выполнен в виде двух опорных элементов, которые принадлежат смежным секциям и удерживаются в состоянии контакта рычагом с помощью пружины, один конец которой соединен с опорным элементом, а другой - с рычагом. Рычаг имеет опорную площадку, которая предназначена для взаимодействия с упором, принадлежащим раме, и установленного так, что при повороте на заданный угол в шарнире, например, в момент фиксации первой секции в рабочем положении, опорная площадка наваливается на упор и отводит рычаг, освобождая следующую секцию для дальнейшего разворота.The latch is made in the form of two supporting elements, which belong to adjacent sections and are held in contact by a lever by means of a spring, one end of which is connected to the supporting element and the other to the lever. The lever has a support platform, which is designed to interact with the stop belonging to the frame and installed so that when turning at a given angle in the hinge, for example, at the moment of fixing the first section in the working position, the support platform piles on the stop and retracts the lever, freeing the next section for further reversal.

Недостатком данного технического решения является наличие фиксаторов, удерживающих секции в сложенном состоянии, в каждом шарнирном узле. При раскрытии сложенных секций необходимо приложение усилия для освобождения каждого фиксатора от удержания им секций. Тем самым снижается надежность раскрытия многосекционных конструкций.The disadvantage of this technical solution is the presence of retainers holding the sections in a folded state in each hinge assembly. When unfolding the folded sections, it is necessary to apply force to release each lock from holding the sections. This reduces the reliability of the deployment of multi-section structures.

Техническими проблемами, на решение которых направлено заявляемое изобретение, является повышение надежности раскрытия сложенных секций многосекционных конструкций и упрощение процесса раскрытия.The technical problems to be solved by the claimed invention are to increase the reliability of disclosure of folded sections of multi-section structures and to simplify the disclosure process.

Техническая проблема решается за счет того, что при раскрытии многосекционных конструкций снимают основные связи, обеспечивающие жесткое кинематическое крепление компактно сложенных секций с опорным основанием, производят разворот секций при помощи приводов и дополнительных связей, ограничивающих взаимовращение секций; снимают дополнительные связи после разворота; производят фиксацию секций в конечном положении; при этом дополнительные связи обеспечивают фиксатором, выполненным в виде подпружиненного рычага; рычаг закреплен подвижно на оси опорного элемента средней секции, плечи рычага заканчиваются противоположно направленными крючками, до раскрытия находящимися в зацеплении с осями опорных элементов боковых секций; при развороте пакета секций рычаг контактирует с упором на раме батареи солнечной; опорный элемент средней секции с плечом рычага соединяет пружина.The technical problem is solved due to the fact that when the multi-section structures are opened, the main ties are removed, which provide a rigid kinematic fastening of the compactly folded sections with a support base, the sections are rotated with the help of drives and additional ties that limit the mutual rotation of the sections; remove additional ties after the turn; fixing the sections in the final position; while additional connections are provided with a lock made in the form of a spring-loaded lever; the lever is fixed movably on the axis of the support element of the middle section, the arms of the lever end in oppositely directed hooks, which are in engagement with the axes of the support elements of the side sections before opening; when turning the package of sections, the lever contacts the stop on the solar battery frame; a spring connects the support element of the middle section to the lever arm.

Сущность изобретения поясняется чертежами, изображенными на фигурах 1-7.The essence of the invention is illustrated by the drawings shown in figures 1-7.

На фиг. 1 показано положение секций батареи солнечной после снятия основных связей.FIG. 1 shows the position of the solar battery sections after removing the main connections.

На фиг. 2 - вид А фиг. 1.FIG. 2 - view A of FIG. 1.

На фиг. 3 показано положение секций батареи солнечной в момент срабатывания фиксатора после поворота на заданный угол в первом шарнире.FIG. 3 shows the position of the solar battery sections at the moment the latch is triggered after turning through a predetermined angle in the first hinge.

На фиг. 4 - вид Б фиг. 3.FIG. 4 - view B of Fig. 3.

На фиг. 5 - показано раскрытие боковых секций после срабатывания фиксатора.FIG. 5 - shows the opening of the side sections after the release of the lock.

На фиг. 6 показано положение фиксатора, которое соответствует положению секций батареи солнечной на фиг. 1.FIG. 6 shows the position of the latch that corresponds to the position of the solar cell sections in FIG. 1.

На фиг. 7 показано положение фиксатора, которое соответствует положению секций батареи солнечной фиг. 3.FIG. 7 shows the position of the latch that corresponds to the position of the battery sections of the solar FIG. 3.

Примером реализации раскрытия служит многосекционная конструкция батареи солнечной.An example of the implementation of the disclosure is a multi-section solar battery design.

Батарея солнечная состоит из рамы 1 (см. фиг. 1), прикрепленной к космическому аппарату, и трех секций 2, 3 и 4, которые удерживаются замками зачековки на космическом аппарате (замки зачековки на чертежах не показаны) и между секциями -фиксатором 6, который удерживает секции 2 и 3, 2 и 4. Секции соединены между собой при помощи шарниров 7 и 8, и с рамой 1 - при помощи шарнира 5 с пружинными приводами (привода на чертежах не показаны).The solar battery consists of a frame 1 (see Fig. 1), attached to the spacecraft, and three sections 2, 3 and 4, which are held by the locking locks on the spacecraft (locking locks are not shown in the drawings) and between the locking sections 6, which holds sections 2 and 3, 2 and 4. The sections are connected to each other by means of hinges 7 and 8, and to the frame 1 - by means of hinge 5 with spring drives (the drive is not shown in the drawings).

Замки зачековки удерживают конструкцию батареи солнечной в сложенном положении на опорном основании, предохраняя ее от разрушения на этапе транспортирования. Фиксатор удерживает секции в сложенном положении при раскрытии в шарнире 5 по направлению В (см. фиг. 6), после срабатывания замков зачековки.The locking locks hold the structure of the solar battery in a folded position on the support base, protecting it from destruction during transportation. The latch holds the sections in the folded position when opening in the hinge 5 in the direction B (see Fig. 6), after the locking locks are actuated.

Фиксатор 6 содержит опорные элементы с осями 10, 13, 12 секций 3, 2 и 4, соответственно, и рычаг 11. Рычаг 11 закреплен подвижно на оси 13, принадлежащей средней секции 2. Плечи рычага 11 заканчиваются противоположно направленными крючками, находящимися в зацеплении с осями 10 и 12 боковых секций. Рычаг 11 удерживается в состояние контакта с осями 10 и 12 с помощью пружины 14, один конец которой соединен с опорным элементом средней секции, а другой - с плечом рычага 11. Пружина 14 предотвращает раскрытие секции 3 под действием пружинного привода 8 (см. фиг. 2) и секции 4 под действием пружинного привода 7 (см. фиг. 2). На раме 1 выполнен упор 9, который взаимодействует с плечом рычага 11 при повороте на заданный угол в шарнире 5; в момент фиксации секции 2 в рабочем положении (см. фиг. 3 и фиг. 7) плечо рычага 11 наваливается на упор 9, рычаг 11 поворачивается на оси 13 и освобождает крючки от зацепления с осями 10 и 12, освобождая боковые секции 3 и 4 для дальнейшего одновременного разворота по траектории Г и Д, соответственно (см. фиг. 5 и фиг. 7).The latch 6 contains supporting elements with axes 10, 13, 12 of sections 3, 2 and 4, respectively, and a lever 11. The lever 11 is movably fixed on an axis 13 belonging to the middle section 2. The arms of the lever 11 end in oppositely directed hooks engaging with axles of 10 and 12 side sections. The lever 11 is held in contact with the axles 10 and 12 by means of a spring 14, one end of which is connected to the support element of the middle section, and the other to the arm of the lever 11. The spring 14 prevents the section 3 from opening under the action of the spring drive 8 (see Fig. 2) and section 4 under the action of the spring drive 7 (see Fig. 2). On the frame 1, a stop 9 is made, which interacts with the lever arm 11 when turning at a given angle in the hinge 5; at the moment of fixing the section 2 in the working position (see Fig. 3 and Fig. 7), the lever arm 11 falls on the stop 9, the lever 11 rotates on the axis 13 and releases the hooks from engaging with the axes 10 and 12, releasing the side sections 3 and 4 for further simultaneous turn along the trajectory D and D, respectively (see Fig. 5 and Fig. 7).

Таким образом, предложена конструкция, позволяющая производить наложение связи на пакет секций одним фиксирующим элементом. За счет этого при реализации раскрытия многосекционных конструкций, в частности, конструкций, состоящих из трех секций, решаются задачи повышения надежности и упрощения процесса раскрытия, обеспечивающие безотказность функционирования.Thus, the proposed design allows for the imposition of a connection on the package of sections with one fixing element. Due to this, when implementing the disclosure of multi-section structures, in particular, structures consisting of three sections, the tasks of increasing the reliability and simplifying the disclosure process are solved, ensuring reliable operation.

Claims (1)

Способ раскрытия многосекционных конструкций, заключающийся в снятии основных связей, обеспечивающих жесткое кинематическое крепление компактно сложенных секций с опорным основанием, развороте секций при помощи приводов и дополнительных связей, ограничивающих взаимовращение секций, снятии дополнительных связей после разворота, фиксации секции в конечном положении, при этом дополнительные связи обеспечиваются фиксатором, выполненным в виде подпружиненного рычага, контактирующего с опорными элементами секций и упором на раме батареи солнечной при развороте, отличающийся тем, что опорные элементы секций содержат оси, рычаг закреплен подвижно на оси опорного элемента средней секции, плечи рычага заканчиваются противоположно направленными крючками, до раскрытия находящимися в зацеплении с осями опорных элементов боковых секций, пружина соединена одним концом с опорным элементом средней секции, а другим - с плечом рычага.The method of disclosing multi-section structures, which consists in removing the main ties that provide rigid kinematic fastening of compactly folded sections with a support base, turning the sections using drives and additional ties limiting the mutual rotation of the sections, removing additional ties after turning, fixing the section in the final position, while additional connections are provided by a latch made in the form of a spring-loaded lever in contact with the supporting elements of the sections and an emphasis on the solar battery frame when turning, characterized in that the supporting elements of the sections contain axes, the lever is movably fixed on the axis of the supporting element of the middle section, the arms of the lever end in oppositely directed hooks , before opening, being in engagement with the axes of the supporting elements of the side sections, the spring is connected at one end with the supporting element of the middle section, and with the other - with the lever arm.
RU2019127681A 2019-09-03 2019-09-03 Method of opening multi-section structures RU2729872C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019127681A RU2729872C1 (en) 2019-09-03 2019-09-03 Method of opening multi-section structures

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019127681A RU2729872C1 (en) 2019-09-03 2019-09-03 Method of opening multi-section structures

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2729872C1 true RU2729872C1 (en) 2020-08-12

Family

ID=72086210

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019127681A RU2729872C1 (en) 2019-09-03 2019-09-03 Method of opening multi-section structures

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2729872C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU211871U1 (en) * 2022-03-10 2022-06-24 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" DEVICE FOR OPENING MULTILATED STRUCTURES OF SPACE VEHICLES

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3973745A (en) * 1974-10-30 1976-08-10 Hughes Aircraft Company Solar cell arrangement for a spin stabilized vehicle
US4155524A (en) * 1976-11-17 1979-05-22 Societe Nationale Industrielle Aerospatiale Device for the synchronized unfolding of articulated elements carrying solar cells in a panel formed by a series of articulated elements
RU2123875C1 (en) * 1993-03-01 1998-12-27 Научно-производственное объединение прикладной механики Method of deployment of multi-sectional structures and multi-sectional structure used for realization of this method
RU2242408C1 (en) * 2003-03-24 2004-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Method for control of position of solar batteries of space vehicle and system for its realization

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3973745A (en) * 1974-10-30 1976-08-10 Hughes Aircraft Company Solar cell arrangement for a spin stabilized vehicle
US4155524A (en) * 1976-11-17 1979-05-22 Societe Nationale Industrielle Aerospatiale Device for the synchronized unfolding of articulated elements carrying solar cells in a panel formed by a series of articulated elements
RU2123875C1 (en) * 1993-03-01 1998-12-27 Научно-производственное объединение прикладной механики Method of deployment of multi-sectional structures and multi-sectional structure used for realization of this method
RU2242408C1 (en) * 2003-03-24 2004-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Method for control of position of solar batteries of space vehicle and system for its realization

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU211871U1 (en) * 2022-03-10 2022-06-24 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" DEVICE FOR OPENING MULTILATED STRUCTURES OF SPACE VEHICLES
RU2809497C1 (en) * 2022-11-28 2023-12-12 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Device for deployment of multi-section structures

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8757554B1 (en) Deployable and tracked solar array mechanism for nano-satellites
ES2647886T3 (en) Device for capturing a spatial object comprising a pressure element and at least two closable elements on the spatial object
ES2386956T3 (en) Device for deploying and pointing structural elements in a spatial environment
RU2729872C1 (en) Method of opening multi-section structures
JPH0253280B2 (en)
FR2974348A1 (en) DEVICE FOR PROTECTING AN OPTICAL INSTRUMENT OF A SATELLITE
EA014180B1 (en) Gabion development
ES2718602T3 (en) Separation system for separable elements of spacecraft and shuttles
RU2599682C1 (en) Medical retaining lever
JP2565901B2 (en) Solar generator-a device for partially deploying blades
RU2809497C1 (en) Device for deployment of multi-section structures
CN100393580C (en) Pod with lockable, extendable arms
US4587526A (en) Latching mechanism for deployable/re-stowable columns useful in satellite construction
US4355775A (en) Spacecraft separation apparatus
RU2268208C2 (en) Payload separation system
US4348936A (en) Safety release device for a load suspended from an aircraft for transport and charge equipped with such a device
RU2123875C1 (en) Method of deployment of multi-sectional structures and multi-sectional structure used for realization of this method
RU2453481C1 (en) Device for space apparatus separation
JP7035652B2 (en) Aperture cover for optical equipment and its opening method
US4936367A (en) System for securing an articulated assembly of elements on a spacecraft
WO2019129762A1 (en) Method and system for arming/disarming an aircraft door slide and implementation assembly
RU2614465C2 (en) Device for mounting and unfixturing of deployable panels
US3715092A (en) Delayed simultaneous release mechanism
US6484972B1 (en) Articulated set of sequentially opened solar generator panels
CN115444477A (en) Locking device and system